仿生扑翼飞行器机翼与尾翼气动干扰机理研究（Investigation into the Aerodynamic Interference Mechanism between Wing and Tail for Bionic Flapping-wing Aircraft）

《Aerospace Science and Technology》：Investigation into the Aerodynamic Interference Mechanism between Wing and Tail for Bionic Flapping-wing Aircraft

　　

非定常机翼-尾翼（wing–tail）相互作用强烈影响带尾扑翼航空器（tailed flapping-wing aerial vehicle）的气动性能。研究人员采用三维非定常计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics, CFD）阐明了机翼尖削比（taper ratio）及尾翼空间位置对整体气动特性的影响。通过将机翼建模为投影面积和翼展恒定、呈刚性运动的机构，系统性改变弦向分布及尾翼位置。数值结果表明：较小尖削比的机翼比较大型尖削比构型可使时均升力提高11.71%，表现出更优的非定常升力生成能力；此外，将尾翼布置于机翼后缘微下游且高于机翼平面时，可最大化平均升力，并使时均俯仰力矩较共面布局增加约5.85%。最后，研究人员对一架76.5 g实物样机在4 Hz扑动频率下进行飞行试验，成功验证了宏观飞行可行性，确认仿真总升力（～120 g）相对于实际机体重力具备充足气动余量。上述发现深化了对机翼-尾翼气动耦合的理解，并为扑翼微型飞行器（Flapping-Wing Micro Air Vehicle, FWMAV）的布局设计提供了依据。

仿生扑翼飞行器机翼与尾翼气动干扰机理研究的论文解读——发表于《Aerospace Science and Technology》

该论文由Ziyu Wang、Zhan Tu、Ao Li、Zhuoer Yao、Chenxian Wang及Dawei Bie（天目山实验室/北京航空航天大学）完成，旨在探究仿生扑翼微型飞行器（Flapping-Wing Micro Air Vehicle, FWMAV）中主翼与尾翼之间的非定常气动干扰机理。在低雷诺数（Low-Reynolds-number）环境下，传统定常翼型理论不再适用，生物飞行动物及仿生FWMAV依靠大幅度扑动行程诱导前缘涡（Leading-Edge Vortex, LEV）附着延迟失速、翼尖涡（Tip Vortex, TV）及尾缘涡（Trailing-Edge Vortex, TEV）等复杂非定常流场结构来获得增升。自然界高机动鸟类具可操控尾翼，现代高性能FWMAV亦多采用"主翼＋尾翼"布局，但尾翼必然浸入主翼脱落的高能相干结构所形成的强下洗场（downwash field）中，这种机翼-尾翼气动干扰并非各部件载荷线性叠加，而是深度耦合的非定常相互作用，其尾翼边界层演变与上风向翼面尾流（wake）内强涡系密切相关，直接影响飞行器姿态稳定性与能量恢复效率。既有文献多聚焦运动学相位差及尾翼垂直偏置对干扰特征的影响，普遍采用标准矩形或椭圆形机翼作基准模型，忽略了机翼平面形状关键几何参数——尖削比（taper ratio，即翼根弦长与翼尖弦长之比，调制展向环量分布）变化可能引致流场机制突变；低尖削比（宽翼尖）构型虽可有效延迟LEV破裂以维持较高升力系数，但也会诱导更大尺度、能量更集中的翼尖涡簇，其经尾翼区域时可能产生显著非线性速度场及严重载荷脉动，而不同尖削比所触发的尾流稳定性差异也直接影响机翼-尾翼最优纵向间距选取策略，目前缺乏系统量化评估。为此，研究人员在投影面积与翼展保持不变的前提下设计五种不同尖削比刚体机翼模型，结合三维非定常CFD（基于Reynolds-Averaged Navier-Stokes, RANS方程与湍流模型），系统考察尖削比对尾翼气动特性的影响、尾翼弦向位置对接收机翼干扰程度的影响，以及尾翼垂向高度对其与机翼尾流相互作用的影响，并通过实物样机飞行试验验证仿真结论，推动FWMAV从"独立部件设计"向"一体化气动系统设计"转变。

主要关键技术方法：

研究人员设计五种保持相同投影面积与翼展、仅展向弦分布（尖削比λ = c_tip/c_root，分别取λ = 0.2, 0.4, 0.6, 0.8, 1.0即矩形翼）不同的刚性扑翼半模（half-span model，利用几何与运动双侧对称性以提高计算效率），搭配固定水平尾翼；采用基于RANS框架的三维非定常CFD（非定常N-S方程求解，选用合适湍流模型以最小化人工耗散以分辨微小尺度涡拓扑），以恒定扑频与行程幅值驱动主翼简谐扑动，尾翼空间位置按弦向（纵向间距Δx，相对机翼后缘取上游/共面/下游多个位置）与垂向偏移Δz（低于/共面/高于机翼平面）组合设置多组工况（Case）；提取整机及各部件瞬态与时均气动力（升力L、阻力D、俯仰力矩M_y），俯仰力矩参考点取(-0.05, -0.1, 0) m，以绕Y轴逆时针为正（低头力矩）；结合典型相位瞬时流场（Q准则或λ₂等值面）分析LEV、TV及尾流与尾翼相互作用拓扑；最终按优选布局（Case 3.4）制作76.5 g碳纤维杆骨架实物样机，进行4 Hz扑频自由飞行测试验证宏观飞行可行性。

研究结果

Model Design（模型设计）：

研究人员参照典型仿生扑翼微型飞行器构型建立含扑动主翼与固定尾翼的三维几何模型，为提升计算效率并保持物理保真度采用半模对称边界条件。在翼投影面积S与展长b恒定约束下构造五组不同尖削比（λ = c_tip/c_root）的梯形/矩形机翼，确保变参孤立尖削比对展向弦分布及环量分布的影响。尾翼平面形状固定，其弦向安装位置（相对机翼后缘纵向距离Δx）与垂向高度（相对机翼平面Δz）作为独立变量设置系列布局工况。

Aerodynamic Characteristics Analysis（气动特性分析）：

通过RANS非定常CFD获得五组尖削比及各尾翼布局下的瞬态与时均气动力。结果表明：(1)较小尖削比（宽翼尖，如λ=0.2）机翼产生更强劲的尾流及高能相干结构与尾翼作用，时均升力比较大型尖削比（λ=1.0矩形翼）提升达11.71%，且具更优非定常升力生成能力；较大尖削比虽使尾流衰减略快但对尾翼干扰较弱。(2)尾翼弦向位置影响显著：将尾翼布置于机翼后缘微下游（正向Δx）且垂向抬高（Δz > 0，高于机翼平面）时，平均升力最大，且该布局下时均俯仰力矩较尾翼与机翼共面（Δz = 0, Δx = 0）布局增加约5.85%，有利于配平。(3)流场拓扑显示低尖削比工况翼尖涡尺度大、强度高，向下游对流至尾翼上表面时诱导局部加速与低压区，是尾翼额外升力与力矩增益的主因；尾翼位于机翼下洗中性面以下时遭遇反向下洗导致俯仰力矩大幅波动。(4)综合考量高效升力生成与纵向静稳定性增强，选定尾翼微下游+高于机翼平面的特定组合（Case 3.4）为优选构型。

Flight test（飞行试验）：

依Case 3.4布局制作76.5 g实物样机（机身含翼梁与尾梁以碳纤维杆及增强复合材料制造，薄膜机翼），在4 Hz扑动频率下进行室外/室内自由飞行测试。样机成功实现稳定宏观飞行，证实仿真预测总升力（～120 g）相较实际重量具充分气动余量（约1.57倍裕度），验证了数值模拟对机翼-尾翼干扰效应捕捉的可靠性及布局工程可行性。

Conclusion（结论部分翻译）：

本研究中，研究人员采用数值模拟系统研究了机翼尖削比与尾翼空间构型对扑翼飞行器非定常气动特性的影响。研究发现，具有较小尖削比、特征为较宽后缘的机翼诱导更强尾流并与尾翼发生更高能量的流动相互作用，从而产生最大升力与配平力矩。反之，尽管较大尖削比机翼提供较快尾流耗散，但与尾翼的干扰较弱且总体升力偏低。将尾翼置于机翼后缘稍下游且高于机翼平面时可获得最佳综合气动收益。这些发现增进了机翼-尾翼气动耦合机理认识，为带尾仿生扑翼飞行器的气动布局设计提供了理论支撑，有助于未来FWMAV平台的一体化设计发展。

讨论总结：

该研究首次在保持翼面积与展长不变条件下将尖削比作为独立变量引入FWMAV机翼-尾翼干扰研究，弥补了既往文献仅用矩形/椭圆基准翼忽略平面形状影响的不足。通过三维非定常RANS模拟与流场拓扑分析，定量揭示了尖削比调制尾流涡系能量进而改变尾翼受扰特征及整机气动效能的规律，明确了尾翼最优纵向间距与垂向偏置组合，并以实物飞行验证仿真结论。研究将被动平面几何参数（尖削比）与非定常尾流-控制面干扰耦合分析相结合，为扑翼微型飞行器从经验部件选型迈向基于流场耦合的一体化气动系统设计提供了理论与量化依据，但当前模型假定刚性机翼与固定尾翼、未考虑尾翼主动拍打或柔性变形效应，后续可拓展至多自由度尾翼运动学及柔性大变形机翼情形。